การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ของขีปนาวุธล่องเรือประเภทโทมาฮอว์ก ตัวอย่างการคำนวณหนังสติ๊กสำหรับการปล่อยจรวดอวกาศโมเมนต์ Pitch ที่เกิดจากการหมุนของเครื่องบินรอบแกน Z

การคำนวณอากาศพลศาสตร์เป็นองค์ประกอบที่สำคัญที่สุดของการวิจัยด้านอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินหรือชิ้นส่วนแต่ละชิ้น (ตัวถังปีกการเสริมกำลังอุปกรณ์ควบคุม) ผลลัพธ์ของการคำนวณดังกล่าวใช้ในการคำนวณวิถีในการแก้ปัญหาที่เกี่ยวข้องกับความแข็งแรงของวัตถุที่เคลื่อนที่ในการพิจารณาประสิทธิภาพการบินของเครื่องบิน

เมื่อพิจารณาถึงประสิทธิภาพตามหลักอากาศพลศาสตร์คุณสามารถใช้หลักการในการแบ่งลักษณะออกเป็นส่วนประกอบที่แยกจากกันสำหรับตัวถังและพื้นผิวแบริ่งที่แยกได้ (ปีกและการเสริมแรง) รวมถึงการรวมกัน ในกรณีหลังนี้แรงและช่วงเวลาของอากาศพลศาสตร์จะถูกกำหนดเป็นผลรวมของลักษณะที่สอดคล้องกัน (สำหรับร่างกายที่แยกได้ปีกและการเสริมกำลัง) และการแก้ไขสัญญาณรบกวนเนื่องจากผลกระทบจากปฏิสัมพันธ์

กำลังพลศาสตร์และช่วงเวลาสามารถกำหนดได้โดยใช้ค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์

ตามการแสดงของแรงแอโรไดนามิกทั้งหมดและโมเมนต์แอโรไดนามิกทั้งหมดในการคาดการณ์บนแกนตามลำดับของความเร็วและระบบพิกัดที่เกี่ยวข้องจะใช้ชื่อของสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ต่อไปนี้: - สัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ ลาก, ยกกำลังด้านข้าง; ค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ของช่วงเวลาการหมุนหันเหและระยะห่าง

วิธีการที่นำเสนอสำหรับการกำหนดลักษณะทางอากาศพลศาสตร์เป็นเพียงการประมาณ รูปแสดงแผนภาพของจรวดที่นี่ L คือความยาวของเครื่องบิน dm คือเส้นผ่านศูนย์กลางของลำตัวเครื่องบินคือความยาวของจมูก l คือช่วงปีกกับส่วนท้อง (รูปที่ 1)

เครื่องยนต์พวงมาลัยจรวดบิน

แรงยก

แรงยกจะถูกกำหนดโดยสูตร

หัวความเร็วอยู่ที่ไหนคือความหนาแน่นของอากาศ S คือพื้นที่ลักษณะเฉพาะ (ตัวอย่างเช่นพื้นที่หน้าตัดของลำตัว) คือค่าสัมประสิทธิ์การยก

โดยปกติค่าสัมประสิทธิ์จะถูกกำหนดในระบบพิกัดความเร็ว 0xyz นอกจากค่าสัมประสิทธิ์แล้วยังมีการพิจารณาค่าสัมประสิทธิ์ของแรงปกติอีกด้วยซึ่งจะถูกกำหนดในระบบพิกัดที่เกี่ยวข้อง

ค่าสัมประสิทธิ์เหล่านี้มีความสัมพันธ์กันโดยอัตราส่วน

เราเป็นตัวแทนของเครื่องบินในรูปแบบของชุดชิ้นส่วนหลักดังต่อไปนี้: พื้นผิวแบริ่งลำตัว (ลำตัว) ด้านหน้า (I) และด้านหลัง (II) ที่มุมโจมตีเล็ก ๆ และมุมของการโก่งตัวของพื้นผิวแบริ่งการพึ่งพาและใกล้เคียงกับเส้นตรงกล่าวคือสามารถแสดงในรูปแบบ

นี่คือมุมของการโก่งตัวของพื้นผิวแบริ่งด้านหน้าและด้านหลังตามลำดับ และ - ค่าและที่; เป็นอนุพันธ์บางส่วนของสัมประสิทธิ์ที่เกี่ยวกับมุมและถ่ายที่

ค่าและสำหรับอากาศยานไร้คนขับในกรณีส่วนใหญ่ใกล้เคียงกับศูนย์ดังนั้นจึงไม่ได้รับการพิจารณาเพิ่มเติม พื้นผิวแบริ่งด้านหลังถูกใช้เป็นส่วนควบคุม

การกำหนดค่าสัมประสิทธิ์

ค้นหาอนุพันธ์:

ในมุมของการโจมตีเล็กน้อยและที่เราสามารถวางได้จากนั้นความเสมอภาค (2) จะอยู่ในรูปแบบ เราแทนแรงปกติของเครื่องบินเป็นผลรวมของสามเทอม

ซึ่งแต่ละอย่างจะแสดงผ่านค่าสัมประสิทธิ์ของแรงปกติที่สอดคล้องกัน:

การหารความเท่าเทียมกัน (3) เทอมตามระยะและการลบอนุพันธ์ด้วยความเคารพเราได้ที่จุด 0

ที่ไหน; - ค่าสัมประสิทธิ์การชะลอการไหล

; ; - พื้นที่สัมพันธ์ของชิ้นส่วนเครื่องบิน

ให้เราพิจารณารายละเอียดเพิ่มเติมเกี่ยวกับปริมาณที่รวมอยู่ในด้านขวามือของความเท่าเทียมกัน (4)

ระยะแรกคำนึงถึงแรงปกติของลำตัวและในมุมโจมตีเล็ก ๆ จะเท่ากับแรงปกติของลำตัวที่แยกได้ (ไม่รวมอิทธิพลของพื้นผิวแบริ่ง)

ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ของโครงสร้างจรวด

ความร้อนของพื้นผิวของจรวดระหว่างการเคลื่อนที่ในชั้นบรรยากาศหนาแน่นด้วยความเร็วสูง อ. - ผลจากการที่โมเลกุลของอากาศที่โจมตีจรวดนั้นลดความเร็วลงใกล้ลำตัว ในกรณีนี้การเปลี่ยนพลังงานจลน์ของการเคลื่อนที่สัมพัทธ์ของอนุภาคอากาศไปเป็นพลังงานความร้อนจะเกิดขึ้น

หากเที่ยวบินด้วยความเร็วเหนือเสียงการเบรกส่วนใหญ่จะเกิดขึ้นในคลื่นกระแทกที่เกิดขึ้นด้านหน้ากรวยจมูกของจรวด การชะลอตัวของโมเลกุลอากาศเพิ่มเติมเกิดขึ้นโดยตรงที่พื้นผิวของจรวดรวมถึง ชั้นขอบเขต เมื่อโมเลกุลของอากาศลดความเร็วพลังงานความร้อนจะเพิ่มขึ้น อุณหภูมิของก๊าซใกล้พื้นผิวสูงขึ้น อุณหภูมิสูงสุดที่ก๊าซในชั้นขอบเขตของจรวดเคลื่อนที่สามารถทำให้ร้อนได้นั้นใกล้เคียงกับที่เรียกว่า อุณหภูมิในการเบรก: T0 \u003d Тн + v2 / 2cp โดยที่Тнคืออุณหภูมิของอากาศที่เข้ามา v คือความเร็วในการบินของจรวด cp - ความจุความร้อนจำเพาะของอากาศที่ความดันคงที่

จากพื้นที่ของก๊าซที่มีอุณหภูมิเพิ่มขึ้นความร้อนจะถูกถ่ายโอนไปยังจรวดเคลื่อนที่ A.N. A. n มีสองรูปแบบ - การหมุนเวียนและการฉายรังสี การให้ความร้อนแบบ Convective เป็นผลมาจากการถ่ายเทความร้อนจากด้านนอกส่วนที่ "ร้อน" ของชั้นขอบเขตไปยังตัวจรวด ในเชิงปริมาณฟลักซ์ความร้อนแบบหมุนเวียนเฉพาะถูกกำหนดจากอัตราส่วน: qk \u003d? (Te - Tw) โดยที่ Te คืออุณหภูมิสมดุล (อุณหภูมิในการฟื้นตัวคืออุณหภูมิ จำกัด ที่พื้นผิวจรวดจะร้อนขึ้นหากไม่มีการกำจัดพลังงาน) Tw คืออุณหภูมิพื้นผิวจริง เหรอ? - ค่าสัมประสิทธิ์การถ่ายเทความร้อนของการถ่ายเทความร้อนแบบหมุนเวียนขึ้นอยู่กับความเร็วและระดับความสูงของการบินรูปร่างและขนาดของจรวดตลอดจนปัจจัยอื่น ๆ

อุณหภูมิสมดุลใกล้เคียงกับอุณหภูมิหยุดนิ่ง ประเภทของการพึ่งพาสัมประสิทธิ์? จากพารามิเตอร์ที่ระบุจะถูกกำหนดโดยระบบการไหลในชั้นขอบเขต (ลามินาร์หรือปั่นป่วน) ในกรณีที่กระแสน้ำไหลเชี่ยวความร้อนแบบหมุนเวียนจะรุนแรงขึ้น นี่เป็นเพราะความจริงที่ว่านอกเหนือจากการนำความร้อนของโมเลกุลแล้วความผันผวนของความเร็วที่ปั่นป่วนในชั้นขอบเขตเริ่มมีบทบาทสำคัญในการถ่ายเทพลังงาน

เมื่อความเร็วในการบินเพิ่มขึ้นอุณหภูมิของอากาศหลังคลื่นกระแทกและในชั้นขอบเขตจะเพิ่มขึ้นส่งผลให้เกิดการแตกตัวและแตกตัวเป็นไอออนของโมเลกุล อะตอมไอออนและอิเล็กตรอนที่เกิดจะแพร่กระจายไปยังบริเวณที่เย็นกว่า - ไปยังพื้นผิวของร่างกาย ที่นั่นปฏิกิริยาย้อนกลับ (recombination) เกิดขึ้นซึ่งเกิดขึ้นพร้อมกับการปลดปล่อยความร้อน สิ่งนี้ให้การสนับสนุนเพิ่มเติมในการหมุนเวียน

เมื่อถึงความเร็วในการบินประมาณ 5 กม. / วินาทีอุณหภูมิหลังคลื่นกระแทกจะถึงค่าที่อากาศเริ่มแผ่ เนื่องจากการถ่ายเทพลังงานจากบริเวณที่มีอุณหภูมิสูงขึ้นไปยังพื้นผิวของจรวดทำให้เกิดการแผ่รังสีความร้อน ในกรณีนี้การแผ่รังสีจะมีบทบาทมากที่สุดในบริเวณที่มองเห็นได้และอัลตราไวโอเลตของสเปกตรัม เมื่อบินในชั้นบรรยากาศของโลกด้วยความเร็วต่ำกว่าความเร็วจักรวาลแรก (8.1 กม. / วินาที) ความร้อนจากรังสีจะน้อยเมื่อเทียบกับความร้อนแบบหมุนเวียน ที่ความเร็วจักรวาลที่สอง (11.2 กม. / วินาที) ค่าของมันจะเข้าใกล้และที่ความเร็วในการบิน 13-15 กม. / วินาทีขึ้นไปซึ่งสอดคล้องกับการกลับสู่โลกการมีส่วนร่วมหลักเกิดจากการให้ความร้อนด้วยรังสีความเข้มของมันจะถูกกำหนดโดยรังสีเฉพาะ (การแผ่รังสี) การไหลของความร้อน: ql \u003d? ? 0 Te4 ที่ไหน? - ระดับความดำของตัวจรวด ? 0 \u003d 5.67.10-8 W / (m2.K4) - การเปล่งแสงของตัวถังสีดำสนิท

กรณีเฉพาะของ A.N. คือความร้อนของจรวดที่เคลื่อนที่ในบรรยากาศชั้นบนโดยที่ระบบการไหลเป็นโมเลกุลอิสระนั่นคือเส้นทางอิสระของโมเลกุลของอากาศนั้นสอดคล้องกับหรือเกินขนาดของจรวด

บทบาทที่สำคัญอย่างยิ่งของ A.N. เล่นระหว่างการกลับสู่ชั้นบรรยากาศของโลกของยานอวกาศและอุปกรณ์ต่อสู้ของขีปนาวุธนำวิถี เพื่อต่อสู้กับ A.N. ยานอวกาศและองค์ประกอบของอุปกรณ์ต่อสู้มาพร้อมกับระบบป้องกันความร้อนพิเศษ

จุด: Lvov A.I. การออกแบบความแข็งแรงและการคำนวณระบบขีปนาวุธ บทช่วยสอน - ม.: โรงเรียนเตรียมทหาร. F.E. Dzerzhinsky, 1980; พื้นฐานของการถ่ายเทความร้อนในเทคโนโลยีการบินและจรวด - ม., 1960; Dorrens U.H. , Hypersonic Viscous Gas Flows. ต่อ. จากอังกฤษ - ม., 2509; Zel'dovich Ya.B. , Raizer Yu.P. , ฟิสิกส์ของคลื่นกระแทกและปรากฏการณ์อุทกพลศาสตร์อุณหภูมิสูง, 2nd ed. - ม., 2509

Norenko A.Yu.

สารานุกรมของกองกำลังขีปนาวุธทางยุทธศาสตร์. 2013 .

ก๊าซที่แตกต่างกัน ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์เชื่อมโยงอย่างแยกไม่ออกกับการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ที่ร่างกายสัมผัสได้เมื่อเคลื่อนที่ในบรรยากาศ พลังงานที่ใช้ในการเอาชนะมันจะถูกถ่ายโอนบางส่วนไปยังร่างกายในรูปแบบของการให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ เมื่อร่างกายเคลื่อนไหวการไหลย้อนกลับของก๊าซจะช้าลงใกล้พื้นผิว หากร่างกายเคลื่อนที่ด้วยความเร็วเหนือเสียงการชะลอตัวจะเกิดขึ้นก่อนในคลื่นกระแทกที่เกิดขึ้นด้านหน้าของร่างกายจากนั้นตรงที่พื้นผิวของมันซึ่งการชะลอตัวเกิดจากแรงหนืดที่บังคับให้โมเลกุลของก๊าซ "เกาะ" กับพื้นผิวทำให้เกิดชั้นขอบเขตที่เรียกว่า เมื่อการไหลลดลงพลังงานจลน์ของมันจะลดลงดังนั้นพลังงานภายในของก๊าซและอุณหภูมิจะเพิ่มขึ้น ดังนั้นเมื่อเครื่องบินบินด้วยความเร็วสูงกว่าความเร็วเสียงสามเท่า (ประมาณ 1 กม. / วินาที) อุณหภูมิของอากาศใกล้พื้นผิวจะอยู่ที่ประมาณ 400 K เมื่อเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลกด้วยความเร็วจักรวาลที่ 1 (ประมาณ 8 กม. / วินาที) จะถึง 8000 K และด้วยความเร็วจักรวาลที่ 2 (11.2 กม. / วินาที) - ประมาณ 11,000 K จากบริเวณของก๊าซที่มีอุณหภูมิเพิ่มขึ้นความร้อนจะถูกถ่ายเทไปยังร่างกายที่กำลังเคลื่อนที่ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์จะเกิดขึ้น การให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์มีสองรูปแบบคือการหมุนเวียนและการแผ่รังสี

การให้ความร้อนแบบ Convective เป็นผลมาจากการถ่ายเทความร้อนโดยการนำความร้อนจากด้านนอกส่วนที่ "ร้อน" ของชั้นขอบเขตไปยังพื้นผิวของร่างกาย ขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินและระดับความสูงรูปร่างและขนาดของร่างกายลักษณะของการไหล (ลามินาร์หรือปั่นป่วน) ในชั้นขอบเขต ในกรณีที่กระแสน้ำไหลเชี่ยวความร้อนแบบหมุนเวียนจะทวีความรุนแรงมากขึ้น เมื่อความเร็วในการบินเพิ่มขึ้นอีกอุณหภูมิของอากาศหลังคลื่นกระแทกและในชั้นขอบเขตจะเพิ่มขึ้นส่งผลให้เกิดการแตกตัวและแตกตัวเป็นไอออนของโมเลกุลของก๊าซ อะตอมไอออนและอิเล็กตรอนที่เกิดจะแพร่กระจายไปยังบริเวณที่เย็นกว่าของการไหล - ไปยังพื้นผิวของร่างกายซึ่งจะเกิดปฏิกิริยาย้อนกลับ (การรวมตัวกันใหม่) ซึ่งนำไปสู่การปลดปล่อยความร้อน สิ่งนี้มีส่วนช่วยเพิ่มเติมในการให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์แบบหมุนเวียน

ความร้อนจากการแผ่รังสีเกิดขึ้นเนื่องจากการถ่ายเทพลังงานที่เปล่งประกายจากบริเวณของก๊าซที่มีอุณหภูมิเพิ่มขึ้นไปยังพื้นผิวของร่างกาย บทบาทที่ยิ่งใหญ่ที่สุดคือการแผ่รังสีในบริเวณที่มองเห็นได้และ UV ของสเปกตรัม ด้วยความเร็วในการบินประมาณ 5 กม. / วินาทีอุณหภูมิของแก๊สที่อยู่เบื้องหลังคลื่นกระแทกจะถึงค่าที่แก๊สเริ่มแผ่ออก เมื่อบินในชั้นบรรยากาศของโลกด้วยความเร็วต่ำกว่าจักรวาลที่ 1 ความร้อนจากรังสีจะมีขนาดเล็กเมื่อเทียบกับการหมุนเวียน ที่ความเร็วจักรวาลที่ 2 ค่าของพวกมันจะเข้าใกล้และที่ความเร็ว 13-15 กม. / วินาทีขึ้นไป (สอดคล้องกับการกลับมาของยานอวกาศสู่โลก) ส่วนแบ่งหลักของการให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์เป็นขององค์ประกอบการแผ่รังสี

การให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ยังมีบทบาทสำคัญในการไหลของก๊าซเหนือเสียงในช่องสัญญาณโดยเฉพาะในหัวฉีดของเครื่องยนต์จรวด ในชั้นขอบเขตบนผนังหัวฉีดอุณหภูมิของก๊าซอาจใกล้เคียงกับอุณหภูมิในห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์จรวด (สูงถึง 4000 K) ในกรณีนี้กลไกเดียวกันของการถ่ายเทพลังงานจะทำงานเช่นเดียวกับในชั้นขอบเขตบนพื้นผิวเครื่องบินอันเป็นผลมาจากความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ของผนังของหัวฉีดเครื่องยนต์จรวด

ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์มีความเกี่ยวข้องกับปัญหาของ "แผงกั้นความร้อน" ที่เกิดขึ้นในการสร้างเครื่องบินความเร็วเหนือเสียงการปล่อยยานและยานอวกาศ แต่ถ้าในระหว่างการบินความเร็วเหนือเสียงที่ยาวนานเพียงพอผิวเครื่องบินจะร้อนขึ้นจนมีอุณหภูมิใกล้เคียงกับอุณหภูมิที่หยุดนิ่ง (ประมาณ 400 K) จากนั้นพื้นผิวของยานอวกาศเมื่อเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลกหรือดาวเคราะห์ดวงอื่นด้วยความเร็วมากกว่า 10-11 กม. / วินาทีจะเริ่มยุบลงอย่างหลีกเลี่ยงไม่ได้เนื่องจาก ความไม่สามารถของวัสดุทั่วไปที่จะทนต่ออุณหภูมิที่สูงเช่นนี้ (ประมาณ 6000-8000 K) ดังนั้นเพื่อต่อต้านการให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์บนยานอวกาศจึงใช้การป้องกันความร้อน

Lit .: พื้นฐานของทฤษฎีการบินของยานอวกาศ ม. 2515; พื้นฐานของการถ่ายเทความร้อนในเทคโนโลยีการบินจรวดและอวกาศ 2nd ed. ม., 2535

กำลังพิจารณาการปล่อยอากาศ (ปล่อยจากเครื่องบิน) ของ ILV ที่มีมวล 103 ตันหนังสติ๊กจะต้องเร่งความเร็วเพื่อให้แน่ใจว่าขีปนาวุธจะออกจากเครื่องบินโดยไม่มีการกระแทก จรวดเคลื่อนที่บนแอกไปตามแนวกั้นและหลังจากที่แอกคู่หนึ่งยังคงอยู่บนไกด์ภายใต้อิทธิพลของแรงโน้มถ่วงมันจะเริ่มได้รับความเร็วเชิงมุมอันเป็นผลมาจากการชนกับทางลาดของเครื่องบิน

สิ่งนี้กำหนดขีด จำกัด ล่างของความเร็วในการดีดออก: uobc\u003e 12.5 m / s

เมื่อเทียบกับการยิงปืนครกการปล่อย ILV จากเครื่องบินโดยใช้หนังสติ๊กมีข้อดีหลายประการ: ไม่มีแรง (คลื่น) และผลกระทบจากความร้อนของก๊าซร้อนบนเครื่องบินจรวดสามารถมีพื้นผิวอากาศพลศาสตร์ขนาดของระบบปล่อยจะลดลงซึ่งทำให้การจัดวางในห้องเก็บสัมภาระง่ายขึ้นสามารถถอดออกได้ ขีปนาวุธในทิศทางที่ถูกต้อง (โดยหันหัวไปทางสตรีม) ข้อดีประการหลังช่วยให้สามารถใช้ความเร็วของเครื่องบินเพื่อบอกความเร็วเริ่มต้นให้กับขีปนาวุธได้

ใช้โครงร่างหนังสติ๊กที่มีกระบอกสูบดึงสองอัน มวลรวมของชิ้นส่วนที่เคลื่อนไหวของหนังสติ๊กตามการคำนวณเบื้องต้นได้รับเท่ากับ 410 กก. เนื่องจากเวลาในการทำงานของหนังสติ๊กนี้นานกว่าที่พิจารณาข้างต้นมากจึงมีการพิจารณาโครงร่างที่มี GG สองชุดที่ทำงานในซีรีส์ซึ่งทำให้สามารถเปลี่ยนการไหลของก๊าซได้ในช่วงที่กว้างกว่าในโครงร่างที่มี GG เดียว เมื่อพิจารณาถึงระยะห่างที่มากระหว่างกระบอกสูบกำลัง (2.5 ม.) และดังนั้นความยาวขนาดใหญ่ของท่อเชื่อมต่อจึงมีการพิจารณาโครงร่างด้วย GG สองตัวที่ป้อนกระบอกสูบกำลังทั้งสองในอนุกรมและด้วย GG สองคู่แต่ละคู่จะป้อนกระบอกสูบของตัวเอง ในกรณีนี้จะใช้ท่อเชื่อมต่อที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 50 มม. เพื่อปรับความดันระหว่างกระบอกสูบให้เท่ากัน ขึ้นอยู่กับความแข็งแรงของจรวดและโหนดรองรับ (องค์ประกอบที่การเคลื่อนที่ของหนังสติ๊กวางอยู่) การคำนวณได้ดำเนินการตามค่าของแรงทั้งหมดที่สร้างโดยหนังสติ๊ก: Lcat \u003d 140 t และ Lcat \u003d 160 t โปรดทราบว่าแรงทั้งหมดที่กระทำต่อเครื่องบินเมื่อเริ่มต้นนั้นน้อยกว่าสิ่งเหล่านี้ ค่าตามขนาดของแรงเสียดทานในแอก ILV วงจรนี้ใช้อุปกรณ์เบรกแบบนิวเมติก เมื่อทำการคำนวณมันถูกนำมาพิจารณาว่าในขณะที่หนังสติ๊กถูกกระตุ้นเครื่องบินจะทำการซ้อมรบแบบ "สไลด์" ในกรณีนี้มุมพิทช์คือ 24 °ซึ่งมีส่วนช่วยในการเร่งความเร็วของ ILV เนื่องจากการฉายของแรงโน้มถ่วงและความเร่งโน้มถ่วงด้านข้างที่ชัดเจนในห้องเก็บสัมภาระคือ 3 m / s2 เชื้อเพลิงขีปนาวุธอุณหภูมิต่ำใช้กับอุณหภูมิการเผาไหม้ที่ความดันคงที่ 2200 K. ความดันสูงสุดในเครื่องกำเนิดก๊าซไม่ควรเกิน 200-105 Pa

ในตัวแปร 1 ที่มีกำลังสูงสุด 140 ตัน (โครงร่างที่มีเครื่องกำเนิดก๊าซสองคู่) หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.45 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางรูหัวฉีดคือ 27 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 4 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นของห้องแรกคือ 0.096 ตร.ม. และมวลประจุ 1.37 กก. (สำหรับแต่ละ GG) เส้นผ่านศูนย์กลางของการเปิดหัวฉีดของห้องที่สองคือ 53 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 7.7 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้น 0.365 ตร.ม. และมวลประจุ 4.95 กก. เส้นผ่านศูนย์กลางของห้องทำงานของกระบอกสูบกำลัง 225 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแกน 50 มม. เส้นทางของลูกสูบก่อนเริ่มเบรกคือ 5.0 ม.

ความเร่งสูงสุดของ ILV คือ 16.6 m / s2 ความเร็วของจรวดในขณะที่แยกออกจากการเคลื่อนที่คือ 12.7 m / s (เนื่องจากความยาวของไกด์เมื่อใช้หนังสติ๊กตามกฎแล้วจะมากกว่าระยะของหนังสติ๊กความเร็วของจรวดเมื่อออกจากไกด์จึงแตกต่างกันไป จากความเร็วที่หนังสติ๊กส่งไปยังจรวด) อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบกำลังคือ 837 K ก้านคือ 558 K

ภาคผนวก 3 แสดงกราฟที่เกี่ยวข้องกับตัวเลือกนี้ เวลาเปิดเครื่องของ HG ตัวที่สองจะถูกเลือกในลักษณะที่แรงดันในกระบอกสูบยังคงไม่เปลี่ยนแปลง เมื่อคำนึงถึงการแพร่กระจายของเวลาจุดระเบิดของ GG ที่สองในสภาพจริงมันจะเริ่มช้ากว่าเวลาที่คำนวณไว้เล็กน้อยดังนั้นเส้นโค้งแรงดันในกระบอกสูบกำลังอาจมีการจุ่มเล็กน้อย หาก HS ที่สองเริ่มทำงานก่อนหน้านี้แรงดันกระชากที่ไม่ต้องการจะปรากฏขึ้นบนเส้นโค้ง ในรูป A3.1 แสดงการพึ่งพาของแรงดันในเครื่องกำเนิดก๊าซกระบอกสูบที่ใช้งานได้และในห้องเบรกต่อการเคลื่อนที่ของชิ้นส่วนที่เคลื่อนที่ของหนังสติ๊ก การเป็นตัวแทนของแรงกดตามหน้าที่ของเส้นทางช่วยให้คุณประเมินประสิทธิภาพของวงจรการทำงานของหนังสติ๊กได้ชัดเจนยิ่งขึ้นเนื่องจากงานที่ทำโดยมันเป็นสัดส่วนกับอินทิกรัลของแรง (แรงกด) ตามเส้นทาง ดังที่เห็นได้จากเส้นโค้งพื้นที่ของปริพันธ์ใกล้เคียงกับค่าสูงสุดที่เป็นไปได้ (โดยคำนึงถึงข้อ จำกัด ของแรงสูงสุด) การใช้ HG สองขั้นช่วยให้มีความเร็วสูง

สำหรับตัวเลือกที่ 2 (หนังสติ๊กที่มีความพยายาม 160 ตัน) เส้นผ่านศูนย์กลางของกระบอกสูบเพิ่มขึ้นเป็น 240 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแกนเป็น 55 มม. หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.45 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางของรูหัวฉีดคือ 28 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 4 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นคือ 0.112 ตร.ม. และมวลประจุ 1.43 กก. (สำหรับแต่ละ GG) เส้นผ่านศูนย์กลางของรูหัวฉีดของห้องที่สองคือ 60 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสเท่ากับ 7.4 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้น 0.43 ตร.ม. และมวลประจุ 5.8 กก. ในเวลาเดียวกันการเร่งความเร็ว ILV สูงสุดคือ 18.5 m / s2 ความเร็วของขีปนาวุธในขณะที่แยกตัวออกจากการเคลื่อนที่คือ 13.4 m / s อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบ (850 K) และแกน (572 K) ในทางปฏิบัติไม่เปลี่ยนแปลง

จากนั้นให้พิจารณารูปแบบที่ถังกำลังทั้งสองขับเคลื่อนโดย GG สองตัวที่ถูกกระตุ้นอย่างต่อเนื่อง ในการทำเช่นนี้คุณต้องใช้ท่อร่วม (ท่อ) ที่ใหญ่พอที่จะเชื่อมต่อเครื่องกำเนิดก๊าซกับถังก๊าซ ในรุ่นนี้และรุ่นต่อ ๆ ไปเราจะพิจารณาว่าท่อทำจากเหล็กที่มีความต้านทานความร้อนเพิ่มขึ้น12МХกำลังรับ 280 MPa ที่อุณหภูมิ 293 K และ 170 MPa ที่อุณหภูมิ 873 K ซึ่งมีค่าสัมประสิทธิ์การนำความร้อนสูง

สำหรับรุ่น 3 ที่มีกำลัง 140 ตันเส้นผ่านศูนย์กลางของท่อเชื่อมต่อจะถือว่าเป็น 110 มม. และความหนาของผนัง 13 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของกระบอกไฟฟ้าเช่นเดียวกับรุ่น 1 คือ 220 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแท่งคือ 50 มม. หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.46 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางของรูหัวฉีดคือ 40 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 16 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นคือ 0.43 ตร.ม. และมวลประจุ 4.01 กก. เส้นผ่านศูนย์กลางของการเปิดหัวฉีดของห้องที่สองคือ 84 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในตัวตรวจสอบคือ 8.0 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้น 0.82 ตร.ม. และมวลประจุ 11.0 กก.

ความเร่งสูงสุดของ ILV คือ 16.5 m / s2 ความเร็วของขีปนาวุธในขณะที่แยกออกจากการเคลื่อนที่เท่ากับ 12.65 m / s (น้อยกว่า 0.05 m / s ในตัวเลือกที่ 1) อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบกำลังคือ 755 K ก้านคือ 518 K (ลดลง 40-80 K เนื่องจากการสูญเสียความร้อนในท่อ) อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของท่อคือ 966 K ซึ่งเป็นอุณหภูมิที่ค่อนข้างสูง แต่ค่อนข้างยอมรับได้เนื่องจากความหนาของโซนที่ความต้านทานแรงดึงของวัสดุลดลงอย่างมีนัยสำคัญเนื่องจากความร้อนเพียง 3 มม.

สำหรับตัวแปรของหนังสติ๊กที่พัฒนาแรง 160 ตัน (ตัวแปร 4) เส้นผ่านศูนย์กลางของกระบอกสูบกำลังเท่ากับ 240 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแกน 55 มม. และเส้นผ่านศูนย์กลางของท่อ 120 มม. หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.46 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางของรูหัวฉีดคือ 43 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 16 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นคือ 0.515 ตร.ม. และมวลประจุ 4.12 กก. เส้นผ่านศูนย์กลางของการเปิดหัวฉีดของห้องที่สองคือ 90 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 7.8 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้น 0.95 ตร.ม. และมวลประจุ 12.8 กก ในเวลาเดียวกันความเร่ง ILV สูงสุดคือ 18.4 m / s2 ความเร็วของขีปนาวุธในขณะที่แยกออกจากการเคลื่อนที่คือ 13.39 m / s อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบกำลังคือ 767 K แกนคือ 530 K อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของท่อคือ 965 K การลดลงของเส้นผ่านศูนย์กลางของท่อเป็น 95 มม. ทำให้อุณหภูมิของผนังเพิ่มขึ้นเป็น 1,075 K ซึ่งยังคงได้รับอนุญาต

โดยสรุปให้เราพิจารณาอิทธิพลของจำนวน GG ที่มีต่อความน่าเชื่อถือของหนังสติ๊ก GG ขั้นตอนเดียวจะให้ความน่าเชื่อถือสูงสุดด้วยความเร็วในการดีดจรวดขั้นต่ำ ในกรณีที่ไม่เริ่ม GH อุบัติเหตุจะไม่เกิดขึ้น อัตราการปล่อยก๊าซสามารถเพิ่มขึ้นได้โดยการเพิ่มอัตราการเผาไหม้เชื้อเพลิงตัวบ่งชี้ในกฎหมายการเผาไหม้ความดันเมื่อสิ้นสุดการทำงานของ GG ถึง 60-80 MPa (ความดันในกระบอกสูบกำลังและท่อยังคงไม่เปลี่ยนแปลง) เส้นผ่านศูนย์กลางของท่อ (ปริมาตรเริ่มต้น)

GG สองขั้นตอนทั่วไปมีความน่าเชื่อถือน้อยกว่า แต่ให้ความเร็วในการดีดจรวดเพิ่มขึ้น ในกรณีที่ไม่มีการเปิดตัวขั้นที่สองจะมีตัวเลือกใดตัวเลือกหนึ่งต่อไปนี้เกิดขึ้น: จรวดจะถูกขับออกไปด้วยความเร็วต่ำโดยไม่รวมการใช้งานเพิ่มเติมจรวดจะสัมผัสกับเครื่องบินโดยมีผลกระทบเล็กน้อย (ไม่สามารถปิดทางลาดได้อย่างสมบูรณ์

ความเป็นไปไม่ได้ที่จะเกิดแรงดันในภายหลังของห้องเก็บสินค้า) การเอียงหรือกระทบของขีปนาวุธบนเครื่องบินซึ่งนำไปสู่การพังทลายหรือไฟไหม้และในที่สุดก็ทำให้เครื่องบินเสียชีวิต เพื่อเพิ่มความน่าเชื่อถือสำหรับกรณีนี้สามารถใช้มาตรการต่อไปนี้เพื่อป้องกันการพัฒนาที่แย่ลงของเหตุการณ์การทำซ้ำของระบบเปิดตัวเครื่องกำเนิดไฟฟ้าหลักขั้นที่สองและการเพิ่มขึ้นของเวลาการทำงานของเครื่องกำเนิดไฟฟ้าหลักขั้นแรก (เนื่องจากความเร็วในการออกของจรวดเมื่อเครื่องกำเนิดไฟฟ้าหลักขั้นแรกเท่านั้นที่ทำงานจะเพิ่มขึ้นมากจนผลที่ตามมาของการไม่เปิดตัวจะไม่เป็นอันตราย เปลี่ยนรูปแบบของเครื่องบินยกเว้นอุบัติเหตุเมื่อจรวดออกด้วยความเร็วต่ำกว่า ควรสังเกตว่าในตัวแปรที่อยู่ระหว่างการพิจารณาเมื่อมีการเรียกใช้ GG ตัวแรกเท่านั้นความเร็วในการออกจากขีปนาวุธจะลดลง 3-4 เมตร / วินาที

การให้ความร้อนแบบ AERODYNAMIC - ความร้อนของร่างกายที่เคลื่อนที่ด้วยความเร็วสูงในอากาศหรือก๊าซอื่น ๆ ก. n. เชื่อมโยงอย่างแยกไม่ออกกับ ความต้านทานต่ออากาศพลศาสตร์ซึ่งเป็นชิ้นส่วนทดสอบที่ถูกตัดเมื่อบินในชั้นบรรยากาศ พลังงานที่ใช้ในการเอาชนะความต้านทานจะถูกถ่ายโอนไปยังร่างกายบางส่วนในรูปของ A. n การพิจารณาทางกายภาพ ของกระบวนการที่กำหนด A. n. มันสะดวกในการดำเนินการจากมุมมองของผู้สังเกตที่อยู่ในร่างกายที่เคลื่อนไหว ในกรณีนี้จะเห็นได้ว่าก๊าซที่เกิดขึ้นในร่างกายจะลดลงใกล้ผิวตัวถัง ขั้นแรกการเบรกเกิดขึ้นใน คลื่นกระแทกเกิดขึ้นที่ด้านหน้าของร่างกายหากการบินเกิดขึ้นด้วยความเร็วเหนือเสียง การชะลอตัวของก๊าซเพิ่มเติมเกิดขึ้นเช่นในกรณีของความเร็วบินต่ำกว่าปกติที่พื้นผิวของร่างกายซึ่งเกิดจากแรงของความหนืดบังคับให้โมเลกุล "ติด" กับพื้นผิวพร้อมกับการก่อตัว ชั้นขอบเขต.

เมื่อการไหลของก๊าซลดลงจลน์ของมัน พลังงานลดลงซึ่งตามกฎหมายการอนุรักษ์พลังงานนำไปสู่การเพิ่มขึ้นของ int พลังงานของก๊าซและอุณหภูมิ สูงสุด ปริมาณความร้อน ( เอนทัลปี) ของก๊าซเมื่อมันลดความเร็วลงใกล้พื้นผิวของร่างกายจะใกล้เคียงกับเอนทัลปีของการชะลอตัว: เอนทัลปีของการไหลของเหตุการณ์อยู่ที่ไหนและคือความเร็วในการบิน หากความเร็วในการบินไม่สูงเกินไป (1,000 ม. / วินาที) ก็จะเต้น ความจุความร้อนคงที่ ความดัน ด้วย p สามารถพิจารณาค่าคงที่และอุณหภูมิลดลงของก๊าซที่สอดคล้องกันสามารถกำหนดได้จากนิพจน์

ที่ไหน T e - อุณหภูมิสมดุล (อุณหภูมิที่ จำกัด การตัดพื้นผิวของร่างกายอาจร้อนขึ้นหากไม่มีการกำจัดพลังงาน) - coeff การถ่ายเทความร้อนแบบหมุนเวียนดัชนีจะทำเครื่องหมายพารามิเตอร์บนพื้นผิว T e ใกล้เคียงกับอัตราการชะลอตัวและสามารถกำหนดได้จากนิพจน์

ที่ไหน ร-coeff. การฟื้นตัวของอุณหภูมิ (สำหรับแผ่นเคลือบสำหรับความปั่นป่วน) ที 1 และ ม 1 - temp-pa และ หมายเลข Mach เพื่อต่อ เส้นขอบของชั้นขอบเขต - อัตราส่วนของการเต้น ความจุความร้อนของก๊าซคงที่ ความดันและปริมาตร ปร - หมายเลข Prandtl

ค่าขึ้นอยู่กับความเร็วและความสูงของเที่ยวบินรูปร่างและขนาดของร่างกายรวมถึงปัจจัยอื่น ๆ ทฤษฎีความคล้ายคลึงกัน ช่วยให้คุณแสดงกฎของการถ่ายเทความร้อนในรูปแบบของอัตราส่วนระหว่างเกณฑ์ที่ไม่มีมิติหลัก - หมายเลข Nusselt , หมายเลข Reynolds , หมายเลข Prandtl และปัจจัยด้านอุณหภูมิ โดยคำนึงถึงความแปรปรวนของฟิสิกส์เชิงความร้อน คุณสมบัติของก๊าซในชั้นขอบเขต ที่นี่และ - และความเร็วของก๊าซและ - coeff ความหนืดและการนำความร้อน ล - ขนาดตัวลักษณะ นาอิบ. อิทธิพลต่อการหมุนเวียน A. n. แสดงผลหมายเลขเรย์โนลด์ ในกรณีที่ง่ายที่สุดของการไหลตามยาวรอบ ๆ แผ่นเรียบกฎของการถ่ายเทความร้อนแบบหมุนเวียนสำหรับชั้นขอบลามินาร์มีรูปแบบ

ที่ไหนและคำนวณที่อุณหภูมิ a สำหรับชั้นขอบเขตที่ปั่นป่วน

บนจมูกของร่างกายมีทรงกลมทึบ รูปแบบการถ่ายเทความร้อนแบบลามินาร์อธิบายโดยอัตราส่วน:

ที่ไหน r จ และคำนวณที่อุณหภูมิ T e... f-ly เหล่านี้สามารถนำไปใช้ในกรณีของการคำนวณการถ่ายเทความร้อนในการไหลอย่างต่อเนื่องรอบ ๆ ร่างกายที่มีรูปร่างซับซ้อนมากขึ้นโดยมีการกระจายความดันโดยพลการ ด้วยการไหลแบบปั่นป่วนในชั้นขอบเขตความเข้มข้นของการหมุนเวียน A. n. ที่เกิดขึ้นเกี่ยวข้องกับความจริงที่ว่านอกเหนือจากการนำความร้อนระดับโมเลกุลแล้วยังมี. จังหวะที่ปั่นป่วนเริ่มมีบทบาทในการถ่ายเทพลังงานของก๊าซร้อนไปยังผิวกาย

ด้วยทฤษฎี การคำนวณก. n. อุปกรณ์ที่บินอยู่ในชั้นบรรยากาศหนาแน่นการไหลที่อยู่ใกล้ร่างกายสามารถแบ่งออกเป็นสองภูมิภาคคือชั้นที่ไม่มีการปกปิดและความหนืด (ชั้นขอบเขต) ขึ้นอยู่กับการไหลของก๊าซ inviscid ในส่วนต่อขยาย พื้นที่ถูกกำหนดโดยการกระจายความดันเหนือพื้นผิวของร่างกาย การไหลในบริเวณที่มีความหนืดที่มีการกระจายความดันที่ทราบไปตามร่างกายสามารถพบได้โดยการรวมสมการของชั้นขอบเขตเป็นตัวเลขหรือเพื่อคำนวณค่า A. n สามารถใช้ decomp วิธีการโดยประมาณ

ก. n. เล่นสิ่งมีชีวิต บทบาทใน การไหลเหนือเสียง ก๊าซในช่องทางส่วนใหญ่อยู่ในหัวฉีดของเครื่องยนต์จรวด ในชั้นขอบเขตบนผนังหัวฉีดอุณหภูมิของก๊าซอาจใกล้เคียงกับอุณหภูมิในห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์จรวด (สูงถึง 4000 K) ในกรณีนี้กลไกเดียวกันของการถ่ายโอนพลังงานไปยังผนังจะทำงานเช่นเดียวกับในชั้นขอบเขตบนตัวบินซึ่งเป็นผลมาจาก A. n. ผนังของหัวฉีดของเครื่องยนต์จรวด

เพื่อให้ได้ข้อมูลเกี่ยวกับ A. n. โดยเฉพาะอย่างยิ่งสำหรับร่างกายที่มีรูปร่างซับซ้อนรวมถึงร่างกายที่คล่องตัวด้วยการก่อตัวของพื้นที่แยกให้ดำเนินการทดลอง การศึกษาเกี่ยวกับแบบจำลองขนาดเล็กที่คล้ายคลึงกันทางเรขาคณิตใน อุโมงค์ลม ด้วยการสร้างซ้ำของการกำหนดพารามิเตอร์ที่ไม่มีมิติ (ตัวเลข M, Re และปัจจัยอุณหภูมิ)

เมื่อความเร็วในการบินเพิ่มขึ้นอุณหภูมิของก๊าซที่อยู่ด้านหลังคลื่นกระแทกและในชั้นขอบเขตจะเพิ่มขึ้นอันเป็นผลมาจากการแยกตัวของโมเลกุลก๊าซที่ตกกระทบก็เกิดขึ้นเช่นกัน อะตอมไอออนและอิเล็กตรอนที่เกิดจะแพร่กระจายไปยังบริเวณที่เย็นกว่า - ไปยังพื้นผิวของร่างกาย มีสารเคมีย้อนกลับ ปฏิกิริยา - การรวมตัวใหม่ดำเนินการพร้อมกับการปล่อยความร้อน สิ่งนี้ช่วยเสริม การมีส่วนร่วมในการหมุนเวียน A. n. ในกรณีของการแยกตัวและการแตกตัวเป็นไอออนจะสะดวกในการเปลี่ยนจากอุณหภูมิเป็นเอนทาลปี:

ที่ไหน - เอนทาลปีสมดุลและ - ความเร็วของเอนทาลปีและก๊าซที่ส่วนต่อขยาย ขอบเขตชั้นขอบเขตและเป็นเอนทัลปีของก๊าซที่ตกกระทบที่อุณหภูมิพื้นผิว ในกรณีนี้สามารถใช้คริติคอลเดียวกันเพื่อกำหนดได้ อัตราส่วนที่ความเร็วในการบินค่อนข้างต่ำ

เมื่อบินขึ้นที่สูงสารเคมีฟิสิกส์เคมีที่ไม่สมดุลอาจส่งผลต่อการหมุนเวียนความร้อน การเปลี่ยนแปลง ปรากฏการณ์นี้จะมีความสำคัญเมื่อถึงเวลาที่มีลักษณะเฉพาะของการแยกตัวไอออไนซ์ ฯลฯ ปฏิกิริยาจะเท่ากัน (ตามลำดับขนาด) กับเวลาที่อยู่อาศัยของอนุภาคก๊าซในบริเวณที่มีอุณหภูมิเพิ่มขึ้นใกล้ร่างกาย อิทธิพลของกายภาพและเคมี ไม่สมดุลบน A. n. แสดงให้เห็นในความจริงที่ว่าผลิตภัณฑ์ของการแยกตัวและการแตกตัวเป็นไอออนซึ่งก่อตัวขึ้นหลังคลื่นกระแทกและในส่วนที่มีอุณหภูมิสูงของชั้นขอบเขตไม่มีเวลารวมตัวกันใหม่ในผนังใกล้ส่วนที่ค่อนข้างเย็นของชั้นขอบเขตความร้อนของปฏิกิริยาการรวมตัวใหม่จะไม่ถูกปล่อยออกมาและ A. n. ลดลง ในกรณีนี้ตัวเร่งปฏิกิริยามีบทบาทสำคัญ คุณสมบัติของวัสดุของผิวกาย ใช้วัสดุหรือสารเคลือบที่มีตัวเร่งปฏิกิริยาต่ำ กิจกรรมที่เกี่ยวข้องกับปฏิกิริยาการรวมตัวใหม่ (เช่นซิลิกอนไดออกไซด์) เป็นไปได้ที่จะลดค่าของการหมุนเวียน A. n.

หากผ่านพื้นผิวที่ซึมผ่านได้ของร่างกายมีอุปทาน ("เป่า") ของสารหล่อเย็นที่เป็นก๊าซเข้าไปในชั้นขอบเขตดังนั้นความเข้มของการหมุนเวียน A. n. ลดลง สิ่งนี้เกิดขึ้น ch. arr. เป็นผลให้เพิ่ม การใช้ความร้อนสำหรับก๊าซความร้อนที่เป่าเข้าไปในชั้นขอบเขต ผลของการลดการไหลเวียนของความร้อนเมื่อฉีดก๊าซแปลกปลอมจะยิ่งแรงขึ้นน้ำหนักโมเลกุลจะยิ่งลดลงเนื่องจากการเต้นจะเพิ่มขึ้น ความจุความร้อนของก๊าซที่ฉีด ในกรณีของการไหลแบบลามินาร์ในชั้นขอบเขตผลของการเป่าจะเด่นชัดกว่าการไหลแบบปั่นป่วน ด้วยจังหวะปานกลาง อัตราการไหลของก๊าซที่ฉีดเข้าไปการลดลงของฟลักซ์ความร้อนจากการหมุนเวียนสามารถกำหนดได้โดยสูตร

ฟลักซ์ความร้อนหมุนเวียนไปยังพื้นผิวที่ผ่านไม่ได้เทียบเท่า G - beats อยู่ที่ไหน อัตราการไหลมวลของก๊าซที่ฉีดผ่านพื้นผิวและ - ค่าสัมประสิทธิ์ การฉีดขึ้นอยู่กับระบบการไหลในชั้นขอบเขตตลอดจนคุณสมบัติของก๊าซขาเข้าและที่ฉีดเข้าไป ความร้อนจากรังสีเกิดขึ้นเนื่องจากการถ่ายเทพลังงานที่เปล่งออกมาจากบริเวณที่มีอุณหภูมิเพิ่มขึ้นไปยังผิวกาย ในกรณีนี้จะมีบทบาทมากที่สุดใน UV และบริเวณที่มองเห็นได้ของสเปกตรัม สำหรับทางทฤษฎี การคำนวณรังสี การให้ความร้อนจำเป็นต้องแก้ระบบสมการเชิงอนุพันธ์ของรังสี ก๊าซโดยคำนึงถึงตัวเอง การปล่อยก๊าซการดูดซับรังสีโดยตัวกลางและการถ่ายเทพลังงานที่เปล่งประกายในทุกทิศทางในบริเวณที่มีอุณหภูมิสูงของการไหลรอบร่างกาย รังสีสเปกตรัม - อินทิกรัล ไหล q P0 กับพื้นผิวของร่างกายสามารถคำนวณได้โดยใช้ กฎการแผ่รังสีของ Stefan-Boltzmann:

โดยที่ T 2 - ก๊าซ temp-pa ระหว่างคลื่นกระแทกและร่างกาย \u003d 5.67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - ค่าคงที่ของ Stefan, - eff ระดับการแผ่รังสีของปริมาตรการแผ่รังสีของก๊าซซึ่งในการประมาณครั้งแรกถือได้ว่าเป็นไอโซเทอร์มแบบแบน ชั้น. ค่าของ e ถูกกำหนดโดยชุดของกระบวนการพื้นฐานที่ทำให้เกิดการปล่อยก๊าซที่อุณหภูมิสูง ขึ้นอยู่กับความเร็วและระดับความสูงของการบินรวมถึงระยะห่างระหว่างคลื่นกระแทกกับร่างกาย

ถ้าเป็นเช่นนั้น มูลค่าของรังสี ก. n. สิ่งมีชีวิตที่ยอดเยี่ยม บทบาทของรังสีเริ่มเล่น การระบายความร้อนของก๊าซหลังคลื่นกระแทกที่เกี่ยวข้องกับการถ่ายโอนพลังงานจากปริมาตรที่แผ่ออกไปสู่สิ่งแวดล้อมและการลดลงของอุณหภูมิ ในกรณีนี้เมื่อคำนวณรังสี ก. n. ต้องมีการแนะนำการแก้ไขซึ่งค่าที่กำหนดโดยพารามิเตอร์ไฮไลต์:

ความเร็วในการบินอยู่ที่ไหนคือความหนาแน่นของบรรยากาศ เมื่อบินในบรรยากาศโลกด้วยความเร็วต่ำกว่ารังสีคอสมิกครั้งแรก ก. n. เล็กเมื่อเทียบกับการหมุนเวียน กับจักรวาลที่สอง ความเร็วจะถูกเปรียบเทียบตามลำดับขนาดและที่ความเร็วในการบิน 13-15 กม. / วินาทีซึ่งสอดคล้องกับการกลับสู่โลกหลังจากบินไปยังดาวเคราะห์ดวงอื่นเป็นหลัก การมีส่วนร่วมทำโดยรังสี A. n.

กรณีพิเศษของก. คือความร้อนของร่างกายที่เคลื่อนที่ขึ้นด้านบน ชั้นของบรรยากาศโดยที่ระบบการไหลเป็นโมเลกุลอิสระกล่าวคือโมเลกุลของก๊าซมีความสอดคล้องกับหรือเกินขนาดของร่างกาย ในกรณีนี้การก่อตัวของคลื่นช็อกจะไม่เกิดขึ้นแม้จะบินด้วยความเร็วสูง (ตามลำดับของจักรวาลแรก) สำหรับการคำนวณ A. n สามารถใช้ f-la แบบธรรมดาได้

มุมระหว่างค่าปกติกับพื้นผิวของร่างกายและเวกเตอร์ความเร็วการไหลขาเข้าอยู่ที่ไหน และ - coeff ที่พักสิ่งที่ต้องทำขึ้นอยู่กับคุณสมบัติของก๊าซที่ตกกระทบและวัสดุพื้นผิวและตามกฎแล้วใกล้เคียงกับเอกภาพ

กับ A. n. ที่เกี่ยวข้องกับปัญหา "แผงกั้นความร้อน" ที่เกิดขึ้นในการสร้างเครื่องบินความเร็วเหนือเสียงและยานเปิดตัว บทบาทสำคัญของ A. n. เล่นเมื่อจักรวาลกลับมา ยานพาหนะเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลกเช่นเดียวกับเมื่อดาวเคราะห์เข้าสู่ชั้นบรรยากาศด้วยความเร็วตามลำดับของความเร็วอวกาศที่สองและสูงกว่า เพื่อต่อสู้กับ A. n. ใช้ข้อเสนอพิเศษ ระบบ การป้องกันความร้อน.

สว่าง: สมบัติการแผ่รังสีของก๊าซที่อุณหภูมิสูง, M. , 1971; รากฐานของทฤษฎีการบินของยานอวกาศ M. , 1972; พื้นฐานของการถ่ายเทความร้อนในการบินและเทคโนโลยีอวกาศจรวด M. , 1975 I. A. Anfimov.